Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов турбомашин. Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины содержит откачивающий насос, всасывающая магистраль которого подключена к сливной магистрали масляной полости. Снаружи масляной полости установлена компенсационная емкость, верхняя полость которой сообщена со сливной магистралью, последняя выполнена из двух автономных трубопроводов, подсоединенных параллельно к масляной полости таким образом, что заборник масла одного из трубопроводов размещен в нижней части полости, а заборник масла другого - выше первого, причем нижняя полость компенсационной емкости сообщена со всасывающей магистралью откачивающего насоса. Осуществление изобретения позволит увеличить КПД турбомашины за счет снижения гидравлических потерь в проточной части корпуса и повысить надежность работы маслосистемы при останове турбомашины. 1ил.

 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройств для смазки подшипников роторов турбомашины.

Известно устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, содержащее откачивающий насос, всасывающая магистраль которого подключена к сливной магистрали масляной полости (патент RU №2522748, класса F02C 7/06, опубликован 20.07.2014 г.).

К недостатку известной конструкции следует отнести единственную сливную магистраль масляной полости с заборником масла в нижней точке, сообщенную с всасывающей магистралью откачивающего насоса, расположенного снаружи полости. Как известно, скорость течения масла во всасывающих и сливных магистралях ограничена (07…1,5 м/с) для получения приемлемых гидравлических потерь, что объясняется нулевым или малым избыточным давлением между масляной полостью опорного подшипника и входом в откачивающий насос. Поэтому площадь поперечного сечения сливной магистрали значительно увеличена, что привело к необходимости увеличить толщину нижней вертикальной стойки в проточной части корпуса турбомашины, через которую проходит сливная магистраль.

Увеличение габаритов нижней и вертикальной стоек в корпусе турбомашины приводит к росту неравномерности поля скоростей газового потока, обтекающего стойки в проточной части корпуса, что снижает КПД турбомашины.

Для сокращения габаритов нижней вертикальной стойки корпуса можно было бы использовать дополнительную сливную магистраль, проходящую через ближайшую к нижней наклонную боковую стойку корпуса турбомашины, однако при этом заборник масла этой сливной магистрали будет расположен выше заборника масла основной сливной магистрали и, следуя рациональному способу отвода масла из масляных полостей подшипниковых опор ротора двигателя, эта сливная магистраль должна быть оборудована автономным откачивающим насосом, что усложняет конструкцию устройства.

Задача изобретения - оптимизировать процесс слива масла из масляной полости опорного подшипника ротора турбомашины.

Указанная задача решается тем, что в известном устройстве для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, содержащем откачивающий насос, всасывающая магистраль которого подключена к сливной магистрали масляной полости, согласно изобретению снаружи масляной полости установлена компенсационная емкость, верхняя полость которой сообщена со сливной магистралью, последняя выполнена из двух автономных трубопроводов, подсоединенных параллельно к масляной полости таким образом, что заборник масла одного из трубопроводов размещен в нижней части полости, а заборник масла другого - выше первого, причем нижняя полость компенсационной емкости сообщена со всасывающей магистралью откачивающего насоса.

Наличие двух трубопроводов в сливной магистрали масляной полости позволяет сократить габариты нижней стойки в проточной части корпуса до размера остальных стоек, что увеличивает равномерность поля скоростей газового потока, обтекающего стойки, и уменьшает загромождение проходного сечения проточной части турбомашины.

Технический результат от использования изобретения - увеличение КПД турбомашины за счет снижения гидравлических потерь в проточной части корпуса и повышение надежности работы маслосистемы при останове.

На чертеже показана принципиальная гидравлическая схема опоры ротора авиационного двухроторного газотурбинного двигателя.

Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины включает в себя масляную полость 1 и два откачивающих насоса 2 и 3, один из которых (2) расположен внутри полости и имеет привод от ротора 4 низкого давления, а другой (3) расположен снаружи полости и имеет привод от ротора 5 высокого давления. Масляная полость оборудована сливной магистралью, состоящей из двух трубопроводов 6 и 7 с заборниками масла 8 и 9 соответственно. Трубопровод 6 выходит из масляной полости 1 через нижнюю стойку корпуса турбомашины, его заборник 8 расположен внизу полости, а трубопровод 7 проходит через ближайшую боковую стойку, следовательно, его заборник 9 расположен в полости выше заборника 8. Выходные концы трубопроводов 6, 7 выведены в расположенную снаружи масляной полости 1 компенсационную емкость 10, нижняя полость которой подключена к всасывающей магистрали 11 откачивающего насоса 3. Магистрали откачки 12 и 13 откачивающих насосов 2 и 3 объединены и сообщены через магистраль 14 с воздухоотделителем 15, установленным внутри маслобака 16. Подача масла в масляную полость 1 производится от нагнетающего насоса 17 через магистраль 18.

Суфлирование масляной полости 1 осуществляется через магистраль 19 в маслобак 16 через воздухоотделитель 20.

При запуске турбомашины первым вступает в работу нагнетающий насос 17, так как он приводится во вращение от ротора высокого давления 5, раскручиваемого от стартера. Масло из маслобака 16 поступает на вход нагнетающего насоса 17 и по магистрали 18 подводится к форсункам масляной полости 1. Одновременно с насосом 17 включается в работу откачивающий насос 3 и компенсационная емкость 10 мгновенно освобождается от остатков масла, слитого в нее из масляной полости 1 при последнем останове турбомашины, после чего в емкость сливается масло через заборник масла 8 по трубопроводу 6. На повышенных режимах работы турбомашины поднимается уровень масла в масляной полости 1 из-за интенсификации барботажа масла и образования в ней масловоздушной эмульсии и маслозаборник 9 заполняется маслом, перекрывая доступ воздуху из верхней части масляной полости в компенсационную емкость 10. При этом включается в работу и другой трубопровод 7 сливной магистрали, а внутри компенсационной емкости появляется разрежение. Под действием перепада давлений между масляно полостью 1 и компенсационной емкостью 10 масло по трубопроводам 6 и 7 перетекает через нее во всасывающую магистраль 11 откачивающего насоса 3.

Чтобы обеспечить избыточность системе откачки масла, предусмотрен второй откачивающий насос 2, встроенный внутрь масляной полости 1, с приводом от ротора низкого давления 11. При совместной работе откачивающих насосов 2 и 3 масло поступает в магистрали откачки 12, 13 и далее через магистраль 14 попадает в воздухоотделитель 15, встроенный внутрь маслобака 16.

При останове турбомашины прекращается подача масла в масляную полость 1 и уровень масла в ней падает, а маслозаборник 9 обнажается. Масло из трубопровода 7 сливается в компенсационную емкость 10 по наклонной боковой стойке корпуса турбомашины, а воздух из верхней полости емкости устремляется по трубопроводу в освободившуюся от масла часть объема масляной полости и далее через магистраль 19 суфлируется через воздухоотделитель 20 в свободный объем маслобака 16.

Таким образом, на каком-то промежуточном этапе работы турбомашины трубопровод 7 становится не маслопроводом, а элементом системы суфлирования, то есть приобретает новое свойство, которое позволяет подготовить компенсационную емкость 10 к приему всех излишков масла, которые скапливаются в горячем картере масляной полости после останова, что исключает перегрев масла и его коксование, так как компенсационная емкость не контактирует с нагретыми элементами турбомашины.

Осуществление изобретения позволит увеличить КПД турбомашины и повысить надежность работы маслосистемы при ее останове.

Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, содержащее откачивающий насос, всасывающая магистраль которого подключена к сливной магистрали масляной полости, отличающееся тем, что снаружи масляной полости установлена компенсационная емкость, верхняя полость которой сообщена со сливной магистралью, последняя выполнена из двух автономных трубопроводов, подсоединенных параллельно к масляной полости таким образом, что заборник масла одного из трубопроводов размещен в нижней части полости, а заборник масла другого - выше первого, причем нижняя полость компенсационной емкости сообщена со всасывающей магистралью откачивающего насоса.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения, касается элементов систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) для отделения жидкости от газожидкостной смеси.

Группа изобретений относится к роторным газотурбинным машинам и может быть использована для подачи масла в межроторные подшипники для смазывания и охлаждения их, а также для уменьшения контактных напряжений на телах качения подшипников.

Устройство для смазки опорного подшипника ротора двухроторной турбомашины относится к области авиационного двигателестроения. Масляная полость сообщена магистралью слива с компенсационной емкостью, подсоединенной к всасывающей магистрали откачивающего насоса и сообщенной через сливную магистраль с масляной полостью в зоне стыковки качающего узла насоса с приводной рессорой.

Изобретение может быть использовано при изготовлении опор с расположением подшипника между двумя вращающимися роторами, в частности в газотурбинных двигателях авиационного и наземного применения.

Изобретение относится к энергетике. Опора двухвального газотурбинного двигателя, содержащая роликоподшипник, установленный между валами роторов низкого и высокого давлений, масляную подводящую полость под внутренним кольцом, маслоподводящие отверстия, выполненные во внутреннем кольце подшипника, сепаратор, центрированный по наружному кольцу, причём на беговых дорожках внутреннего и наружного колец выполнены одна или несколько радиальных маслоотводящих канавок произвольного профиля.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к маслосистемам, их агрегатам наддува полостей и устройствам суфлирования масла. Двухроторный газотурбинный двигатель снабжен системой последовательно сообщенных друг с другом посредством дополнительных воздуховодов предмасляных полостей компрессора низкого давления и предмасляной полости компрессора высокого давления, одновременно сообщенных с предмасляной полостью турбины, эжектором, содержащим эжектируемую полость, эжектирующую полость и камеру смешения, предмасляная полость турбины сообщена, с одной стороны, через воздуховод с клапаном суфлирования, а с другой стороны, с входом эжектируемой полости эжектора, выход которой сообщен с входом камеры смешения, при этом эжектирующая полость своим входом сообщена с источником питания, а выходом с входом камеры смешения, выход камеры смешения сообщен с входной полостью форсажной камеры.

Изобретение относится к авиационным двухконтурным турбореактивным двигателям (ТРДД). Предложена передняя опора ротора вентилятора двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащая ступицу, корпус подшипника, два упругих элемента, соединенных параллельно так, что их жесткости суммируются, роликовый подшипник, смазываемый барботажем, цапфу, фигурную втулку, закрепленную на цапфе и фиксирующую фланцем внутреннее кольцо подшипника и вращающиеся детали сегментного контактного уплотнения, сегментное контактное уплотнение, состоящее из втулки с резьбой, закрепленной на цапфе, кольца, по резьбе соединенного с этой втулкой, трех графитовых уплотнительных колец, составленных из отдельных сегментов, прижатых к контактирующему с ними кольцу двумя пружинами так, что между торцами сегментов этих колец остается зазор 0,05÷0,1 мм, два из которых без зазора вставлены друг в друга, а третье кольцо установлено встык к этим двум кольцам, причем стыки сегментов этих колец в окружном направлении разнесены друг от друга, лабиринтное уплотнение предмасляной полости опоры, состоящее из лабиринтного кольца и статорного элемента, трубу, расположенную внутри цапфы и образующую воздушную полость в ней, и в фигурной втулке и цапфе выполнены отверстия, через которые подводится масло для охлаждения кольца, контактирующего с графитовыми уплотнительными кольцами, и в трубе, цапфе и лабиринтном кольце выполнены отверстия, через которые подается воздух для наддува предмасляной полости опоры, отличающаяся тем, что корпус подшипника выполнен за одно целое с обоими упругими элементами, выполненными в виде упругих колец с равномерно чередующимися наружными и внутренними выступами, натяг между наружным кольцом подшипника и внутренними выступами упругих колец равен 0÷h/2 мм, где h - высота выступов упругих колец, равная h=0,15÷0,3 мм, в расточки, выполненные в наружном кольце подшипника с обеих его сторон, запрессованы две втулки с полированными торцами, выполненные из стали или бронзы БрС30, и торцы зазора между ступицей и наружным кольцом подшипника, в котором размещены упругие кольца, уплотнены металлическими уплотнительными кольцами, которые прижаты ответными полированными торцами к полированным торцам этих втулок резиновыми уплотнительными кольцами, расположенными в кольцевых канавках в бурте корпуса подшипника и корпусе сегментного контактного уплотнения, и на каждом металлическом уплотнительном кольце выполнен выступ, который входит соответственно в ответный паз, выполненный в бурте корпуса подшипника или корпуса сегментного контактного уплотнения с зазором по периметру паза, меньшим смещения металлического уплотнительного кольца, при котором возникают взаимные проскальзывания металлического и резинового уплотнительных колец, и равным 0÷0,05 мм, а на торцах наружного кольца подшипника выполнены выступы, входящие в ответные пазы в металлических уплотнительных кольцах с зазором по периметру паза, равным или немного большим допустимого смещения цапфы в ступице, с зазором 0,15÷0,3 мм, и радиальный зазор между металлическими уплотнительными кольцами и корпусом подшипника меньше смещения металлического уплотнительного кольца, при котором возникают взаимные проскальзывания металлического и резинового уплотнительных колец, меньше 0,1 мм, и радиальное расстояние от наружной окружности, ограничивающей зону контакта резинового уплотнительного кольца с металлическим уплотнительным кольцом, до наружной цилиндрической поверхности металлического уплотнительного кольца таково, что гидравлическое давление, действующее на каждое металлическое уплотнительное кольцо со стороны уплотнительного резинового кольца, уравновешивает в случае раскрытия стыка между металлическим уплотнительным кольцом и наружным кольцом подшипника гидравлическое давление, действующее на металлическое уплотнительное кольцо со стороны наружного кольца подшипника, а внутренний диаметр резьбы втулки, закрепленной на цапфе, равен или больше наружного диаметра внутреннего кольца подшипника, а само резьбовое соединение уплотнено резиновым уплотнительным кольцом, размещенным в кольцевых расточках втулки и кольца, и между кольцом и лабиринтным кольцом установлено разрезное упругое кольцо, в свободном состоянии сцентрированное по пояску лабиринтного кольца, цилиндрические поверхности двух графитовых колец, вставленных друг в друга, по которым они контактируют, выполнены с эксцентриситетом по отношению к цилиндрической поверхности внутреннего кольца этой пары, по которой оно контактирует с кольцом, навернутым на втулку, и в качестве пружин, прижимающих сегменты графитовых уплотнительных колец к контактирующему с ними кольцу, применены два кольцевых многослойных гофрированных пакета, набранных «гофр в гофр» из шлифованных стальных нагартованных лент или лент, изготовленных из закаленной нержавеющей стали, причем стыки концов лент равномерно распределены по вершинам гофров, каждый пакет гофрированных лент с радиальным натягом по вершинам гофров, созданным одинаковым одновременным сжатием всех гофров пакета в радиальных направлениях, вставлен в кольцевой зазор между корпусом сегментного контактного уплотнения и тем графитовым уплотнительным кольцом, на которое он опирается, до упора друг в друга и в стенку этого корпуса так, что его вершины располагаются в ответных полукруглых сегментных выемках, выполненных в контактирующих с пакетами деталях, и сегментное контактное уплотнение со стороны предмасляной полости опоры закрыто крышкой и уплотнено резиновыми уплотнительными кольцами, расположенными в кольцевых канавках крышки, и крышка и корпус сегментного уплотнения изготовлены из стали одинаковой марки или бронзы БрС30, причем кольцевой зазор между корпусом сегментного уплотнения и крышкой также меньше 0,1 мм, и в крышке выполнен несквозной паз, в который с суммарным зазором по боковым сторонам паза, меньшим 0,1 мм, входит упор, герметично частью с конической трубной резьбой закрепленный в корпусе сегментного уплотнения и законтренный упругим кольцом, и крышка упругими силами, созданными упругим разрезным кольцом, размещенным в кольцевой канавке корпуса сегментного уплотнения, и давлением воздуха, поступающего в предмасляную полость опоры через отверстия в трубе, цапфе и лабиринтном кольце, прижата полированным торцом к ответным полированным торцам графитных уплотнительных колец, а в бурте корпуса подшипника выполнено дроссельное отверстие, сообщающееся с зазором по периметру паза, выполненного в металлическом уплотнительном кольце.

Изобретение относится к гидравлическому подшипнику для стационарной газовой турбины, содержащему масляную ванну, в которой предусмотрен сток для гидравлического масла, при этом сток содержит расположенное в масляной ванне сточное отверстие и примыкающий к сточному отверстию сточный трубопровод, при этом предусмотрены средства, которые в стекающем гидравлическом масле вызывают в сточном трубопроводе кольцевой поток с центральным воздушным столбом.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к малоразмерным газотурбинным двигателям с системой смазки и охлаждения подшипников.

Изобретение относится к области машиностроения и касается элементов систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора, воздухоотделителя в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), а также в других устройствах для отделения жидкости от газожидкостной смеси.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к системам разгрузки опор роторов компрессоров низкого давления газотурбинного двигателя, в том числе и в составе летательного аппарата. Компрессор низкого давления газотурбинного двигателя содержит ротор, передняя и задняя цапфы которого установлены в передней и задней опорах статора соответственно, шарикоподшипник, вспомогательную втулку, шарнирные V-образные механизмы и упорное кольцо. Наружное кольцо шарикоподшипника установлено в его корпусе, соединенном с корпусом передней опоры посредством разъемного соединения, а внутреннее кольцо шарикоподшипника установлено на наружном диаметре вспомогательной втулки. На торце передней цапфы ротора установлено упорное кольцо, соединенное с вспомогательной втулкой посредством расположенных по окружности относительно продольной оси компрессора шарнирных V-образных механизмов. Каждый V-образный механизм образован двумя качалками, соединенными друг с другом посредством шарнирного соединения, при этом в месте их соединения установлен груз, расположенный на диаметре меньшем, чем диаметр внутреннего кольца вспомогательной втулки. Свободные концы качалок соединены со вспомогательной втулкой и упорным кольцом соответственно посредством шарнирных соединений. Изобретение позволяет повысить надежности работы компрессора низкого давления газотурбинного двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к области техники турбовальных двигателей, более конкретно к опоре (14) для, по меньшей мере, одного подшипника для горячей части турбовального двигателя. Опора содержит, по меньшей мере, одну центральную ступицу (15), объединяющую в себе наружное гнездо подшипника для непосредственного вставления подшипника (13), кольцевой сегмент (16) кожуха вокруг центральной ступицы (15) и множество радиальных плеч (17), соединяющих упомянутую центральную ступицу (15) с упомянутым кольцевым сегментом (16) кожуха. Радиальные плечи (17) наклонены в осевом направлении и в тангенциальном направлении и объединены как единое целое с центральной ступицей (15) и с кольцевым сегментом (16) кожуха. Позволяет получить высокую степень радиальной жесткости и жесткости на изгиб, даже под воздействием высоких температур, в это же время, тем не менее, обеспечивая хороший срок службы и достигая этого с большой простотой. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Маслосистема ГТД содержит маслобак с центробежным воздухоотделителем, суфлер-сепаратор с магистралью суфлирования и установленный в магистрали подачи масла сифонный затвор с жиклером стравливания в петле затвора. Внутри маслобака установлен дополнительный центробежный воздухоотделитель, вход в который сообщен с магистралью суфлирования суфлера-сепаратора, а выход - со свободным объемом маслобака, причем жиклер стравливания в петле сифонного затвора подключен к магистрали суфлирования. Осуществление изобретения приведет к повышению надежности срабатывания сифонного затвора после останова двигателя и, следовательно, работы всей маслосистемы и двигателя в целом. 1 ил.

Изобретение относится к системе смазки подшипников опор роторов газотурбинного двигателя и обеспечивает отказоустойчивость насосов с регулируемыми электроприводами системы смазки с числом откачивающих насосов более двух при отказе одного из насосов или их электроприводов как в тракте нагнетания масла, так и в тракте откачки масловоздушной смеси для ГТД. Система снабжена трехпроходными и отсечными клапанами, по меньшей мере, двумя группами насосов откачки масловоздушной смеси из полостей опор с отсечными клапанами на входе в насосы откачки и промежуточным масловоздушным коллектором с дополнительными отсечными клапанами. Трехпроходные и отсечные клапаны выполнены с электрическим управлением и подключены каналами связи к регулятору системы смазки. Система содержит также воздухоотделитель с регулируемым электроприводом. Все электроприводы системы смазки работают на заданных из регулятора режимах. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов газотурбинных двигателей (ГТД). В устройстве всасывающий патрубок откачивающего насоса выполнен в виде полого гибкого элемента, соединенного герметично с входным фланцем насоса и снабженным на конце заборником масла с инерционным грузом, а в канале для суфлирования масляной полости установлен нормально открытый шариковый клапан, что позволяет при перевороте самолета или возникновении отрицательных перегрузок исключить перетекание масла из маслобака в масляную полость опорного подшипника при выполнении самолетом длительных (более 30 с) фигурных полетов и восстановить циркуляционный объем масла в маслобаке и обеспечить стабильность давления масла на входе в двигатель. Технический результат от использования изобретения - повышение маневренности самолета за счет увеличения продолжительности фигурных полетов. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к элементам системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора, воздухоотделителя в других устройствах для отделения жидкости от газожидкостной смеси. Дистанционная втулка выполнена из двух частей, в одной из которых со стороны вала образована кольцевая проточка, в которую заведен ответный конец другой части втулки, причем в валу установлен стопор, выполненный в виде штифта, концы которого размещены между торцами частей втулки, а его торцы контактируют с боковой поверхностью кольцевой проточки. Технический результат изобретения – обеспечение работы суфлера при разрушении крепления крыльчатки к валу. 1 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, а именно к конструкции радиально-упорной опоры ротора компрессора. Радиально-упорная опора ротора газотурбинного двигателя содержит радиально-упорный шарикоподшипник и дополнительный радиально-упорный шарикоподшипник, внутренние кольца которых установлены на валу. Оба внутренних кольца радиально-упорных шарикоподшипников выполнены разъемными и зафиксированы на валу в осевом и окружном направлениях. Между близлежащими торцами внутренних колец установлено регулировочное кольцо. Наружное кольцо дополнительного радиально-упорного шарикоподшипника установлено в обойме, на внутренней поверхности которой со стороны компрессора выполнен бурт, контактирующий по торцам с наружным кольцом дополнительного радиально-упорного шарикоподшипника. Оба радиально-упорных шарикоподшипника заключены в общем корпусе, причем наружное кольцо радиально-упорного шарикоподшипника зафиксировано относительно последнего в осевом направлении посредством бурта, выполненного со стороны его внутренней поверхности и гайки соответственно. Между близлежащими торцами бурта и наружного кольца дополнительного радиально-упорного шарикоподшипника установлена осевая пружина. Общий корпус радиально-упорных шарикоподшипников установлен в корпусе опоры, выполненном разборным, и выполнен с возможностью смещения вдоль продольной оси опоры, ограниченного стенками корпуса опоры. Между стенкой корпуса опоры и близлежащими торцами общего корпуса радиально-упорных шарикоподшипников и обоймы образована кольцевая полость. В кольцевой полости по окружности установлены элементы, ограниченные в радиальном направлении общим корпусом радиально-упорных шарикоподшипников и осевым кольцевым выступом соответственно, выполненным на одной из стенок корпуса опоры. Обращенная к стенке корпуса опоры поверхность каждого из указанных элементов выполнена сферической, а на противолежащей поверхности выполнены два выступа, торцы которых контактируют с торцами общего корпуса радиально-упорных шарикоподшипников и обоймы соответственно. Изобретение позволяет повысить надежность работы компрессора за счет снижения суммарной осевой нагрузки на заднюю шарикоподшипниковую опору ротора при работе газотурбинного двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к способу смазки авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано в двигателях, где привод маслоагрегатов осуществляется непосредственно от ротора ГТД, а маслоагрегаты и коммуникации маслосистемы установлены внутри ГТД. Способ смазки и охлаждения передней опоры ротора газотурбинного двигателя, снабженного циркуляционной системой смазки, при котором воздух, поступающий в двигатель, охлаждает маслобак и масло, поступающее далее к опорам, причём охлаждение корпуса маслобака, совмещенного с теплообменником и расположенного внутри двигателя между коком и передней опорой ротора, осуществляется воздухом, поступающим через открытые навстречу набегающему потоку воздуха каналы в коке, при этом на следующем этапе движения воздух поступает в корпус передней опоры ротора двигателя для ее дополнительного охлаждения. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения масла в маслобаке, а также эффективность охлаждения передней опоры ротора ГТД, с уменьшением массы и габаритов двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к газотурбинной установке, содержащей турбинный кожух, в котором расположены компрессор, турбина высокого давления и силовая турбина. Газовая турбина содержит систему вентиляции, предназначенную для охлаждения внутреннего пространства турбинного кожуха, а также контур подачи смазочного масла. Контур подачи смазочного масла включает насос для смазочного масла, резервуар для смазочного масла, первичный охладитель смазочного масла. В турбинном кожухе расположен вторичный охладитель смазочного масла, размещенный в положении ниже вращающегося вала газовой турбины. Система вентиляции расположена и выполнена с обеспечением контактированая по меньшей мере части воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха, с вторичным охладителем смазочного масла для отвода тепла от смазочного масла, циркулирующего в указанном охладителе. Технический результат - повышение надежности путем предотвращения заливки маслом машины в случае отключения турбины и перебоя в работе маслоотсасывающего насоса. 2 н. и 15 з.п .ф-лы, 5 ил.

Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания, а также систему изменения скорости. Турбинная секция содержит турбину привода вентилятора и вторую турбину, при этом турбина привода вентилятора содержит множество ступеней турбины. Вентилятор содержит множество лопаток, выполненных с возможностью вращения вокруг оси, при этом соотношение между числом лопаток вентилятора и числом ступеней турбины привода вентилятора составляет от 2,5 до 8,5. Система изменения скорости приводится в действие турбиной привода вентилятора для вращения вентилятора вокруг оси. Турбина привода вентилятора содержит первый задний ротор, присоединенный к первому валу, а вторая турбина содержит второй задний ротор, присоединенный ко второму валу. Между первым валом и вторым валом образован кольцевой зазор. Первый подшипниковый узел расположен аксиально позади первого соединения между первым задним ротором и первым валом, а второй подшипниковый узел расположен в кольцевом зазоре, образованном между первым валом и вторым валом. Изобретение позволяет исключить потребность в несущих конструкциях, соединенных с неподвижной конструкцией через промежуточную силовую раму, уменьшить длину валов, обеспечить поддержку внешнего вала соосно с втулкой соединения ротора турбины высокого давления и внешнего вала, обеспечить более компактную турбинную секцию, а также снизить ее вес и потребление топлива. 19 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов турбомашин. Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины содержит откачивающий насос, всасывающая магистраль которого подключена к сливной магистрали масляной полости. Снаружи масляной полости установлена компенсационная емкость, верхняя полость которой сообщена со сливной магистралью, последняя выполнена из двух автономных трубопроводов, подсоединенных параллельно к масляной полости таким образом, что заборник масла одного из трубопроводов размещен в нижней части полости, а заборник масла другого - выше первого, причем нижняя полость компенсационной емкости сообщена со всасывающей магистралью откачивающего насоса. Осуществление изобретения позволит увеличить КПД турбомашины за счет снижения гидравлических потерь в проточной части корпуса и повысить надежность работы маслосистемы при останове турбомашины. 1ил.

Наверх